一种用于空间电子辐射防护的卫星结构板及其制造方法与流程

本发明涉及卫星辐射防护，涉及一种用于空间电子辐射防护的卫星结构板及其制造方法，具体地涉及一种用于地球轨道和深空探测电子辐射防护的卫星结构板及其制造方法。

背景技术：

1、宇宙空间中的高能电子入射到航天器内部，会与舱内器件材料发生电离作用产生额外的电荷和能量沉积，引起较为严重的总剂量效应，造成舱内材料退化、器件性能衰退等问题，如mos器件阈电压漂移、光电器件背景噪声增加等。地球中高轨道区域位于地球外辐射带，卫星在该区域运行时会受到被地磁场捕获的高通量高能电子影响。同时，在深空探测任务中，木星探测器会遭遇环木星轨道大量能量超过10mev的高能电子影响，严重影响探测器可靠性和寿命。研究表明，在3mm铝防护下，地球同步轨道卫星每年由电子造成的剂量超过30krad，意味着失效阈值在50krad的宇航级器件在该轨道下寿命不足2年；而在木卫二轨道区域，即使在37mm铝防护下，每日剂量也超过1krad，器件2个月内就会失效。

2、目前，工程上一般采用增厚铝壳和增加高原子序数金属(钽、铅等)来作为物理屏蔽，提高器件的抗电子总剂量能力。这种屏蔽方式自重高、与器件适应性差。更为重要的是，增加高原子序数金属(钽、铅等)来作为物理屏蔽时，尽管对电子本身具有良好的防护效果，但由于韧致辐射效应，会产生大量的二次射线(γ射线)，相当于将电子的能量转换成了γ射线的能量，而γ射线的穿透能力较电子更强，所以一旦钽防护层厚度设置不当，甚至会起到辐射剂量增强的作用，造成反效果。

3、也有报道通过复合防护涂层的形式进行空间电子的辐射防护，但此类方案存在复合涂层加工厚度较小的问题，无法对mev级及以上能量的电子形成有效防护；同时，大部分辐射防护材料力学性能差，无法直接应用于航天器结构中，单独使用时需额外占用舱内空间且导热效果差，影响航天器的散热。

技术实现思路

1、本发明是为解决现有技术中卫星结构板电子屏蔽效果差，采用额外金属屏蔽方式自重高，且需要额外防护空间的问题，提供一种用于空间电子辐射防护的卫星结构板及其制造方法。

2、本发明的目的可以通过以下方案来实现：

3、第一方面，本发明提供了一种用于空间电子辐射防护的卫星结构板，所述卫星结构板包括蜂窝结构板、电子防护功能填料；所述蜂窝结构板包括上蒙皮、蜂窝芯、下蒙皮；上蒙皮和下蒙皮分别通过结构胶黏剂与蜂窝芯相连；所述电子防护功能填料填充于所述蜂窝芯中。

4、作为本发明的一个实施方案，上蒙皮的厚度为0.1～1mm，下蒙皮的厚度为0.1～1mm。

5、作为本发明的一个实施方案，蜂窝芯的尺高为5～30mm。优选地，蜂窝芯的尺高为5～29mm。

6、作为本发明的一个实施方案，所述电子防护功能填料的填充量根据防护要求和蜂窝芯尺高，电子防护功能填料的填充厚度为1～29mm。

7、作为本发明的一个实施方案，所述蜂窝结构板的厚度为1～30mm。优选地，所述蜂窝结构板的厚度为6～30mm。

8、作为本发明的一个实施方案，所述电子防护功能填料包括如下重量份数的各组分：

9、聚合物基体                    1份～100份，

10、金属或金属氧化物粉末          1份～60份，

11、抗氧化剂                      0份～1份。

12、作为本发明的一个实施方案，当聚合物基体为热塑性聚合物基体，电子防护功能填料包括如下重量份数的各组分：聚合物基体1份～100份，金属或金属氧化物粉末1份～60份，抗氧化剂0.1份～1份；当聚合物基体为热固性聚合物基体，电子防护功能填料包括如下重量份数的各组分：聚合物基体1份～100份，金属或金属氧化物粉末1份～60份。

13、作为本发明的一个实施方案，所述聚合物基体包括聚乙烯、聚丙乙烯、聚醚醚酮、环氧树脂、硅树脂中的一种或几种。其中聚乙烯、聚丙乙烯、聚醚醚酮为热塑性材料；环氧树脂、硅树脂为热固性材料。

14、进一步地，所述环氧树脂包括双酚a型环氧树脂、双酚s型环氧树脂、双酚f型环氧树脂、环氧化线型酚醛树脂中的至少一种。

15、作为本发明的一个实施方案，所述金属粉末包括钨、钯、钽、铂中的一种或几种。

16、作为本发明的一个实施方案，所述金属氧化物粉末包括氧化铋、稀土氧化物中的一种或几种。

17、在一些实施例中，所述金属氧化物粉末包括氧化铋、氧化钆中的一种或几种。

18、作为本发明的一个实施方案，所述抗氧化剂包括抗氧剂1010、抗氧剂2246、抗氧剂264中的至少一种。

19、作为本发明的一个实施方案，所述蜂窝芯采用铝合金材料或碳纤维制成，形状包括正六边形。

20、作为本发明的一个实施方案，所述结构胶黏剂包括j-47c、j-78b、redux312胶膜中的至少一种。

21、第二方面，本发明提供了一种用于空间电子辐射防护的卫星结构板的制造方法，包括以下步骤：

22、s1、使用结构胶黏剂将蜂窝芯粘贴至下蒙皮上，形成组合件，并进行封装；

23、s2、将步骤s1中封装后的组合件进行真空固化；

24、s3、对步骤s2处理后的组合件进行脱模；

25、s4、填充电子防护功能填料；

26、s4-1、将电子防护功能填料的各组分混合均匀，形成熔融态电子防护功能填料，注入预热后的组合件中，安装均压板，冷却固化；

27、或，s4-2、将电子防护功能填料的各组分混合均匀，加入组合件中，进行真空加热除气，安装均压板，并完成固化；

28、步骤s4-1中，所述电子防护功能材料的组分包括热塑性聚合物基体、金属粉末/金属氧化物粉末、抗氧化剂；制备时，在160℃～250℃的温度下，将各组分经双螺杆挤出机混合均匀，形成熔融态电子防护功能填料；

29、步骤s4-2中，电子防护功能材料的组分包括热固性聚合物基体、金属粉末/金属氧化物粉末；制备时，将金属粉末/金属氧化物粉末与聚合物基体组分混合均匀，加入组合件中；

30、s5、使用结构胶黏剂将上蒙皮粘贴至步骤s4处理后的组合件中的蜂窝芯上，并进行封装、真空固化，即得所述卫星结构板。

31、本发明在步骤s1前，先按一定规格尺寸分别裁剪蜂窝芯、下蒙皮和上蒙皮。

32、作为本发明的一个实施方案，步骤s2中，真空固化在真空固化炉中进行，并安装均压板。

33、作为本发明的一个实施方案，步骤s2中，所述真空固化的升温速率不超过2℃/min、固化温度为80-100℃、保温时间为3-8h。

34、作为本发明的一个实施方案，步骤s4-1和步骤s4-2中，所述金属粉末经过偶联剂处理，所述偶联剂包括kh550、a-151、钛酸酯偶联剂中的至少一种。其作用在于可以增加金属粉末在聚合物基体中的分散性。

35、作为本发明的一个实施方案，步骤s4-1中所述预热的温度为60～80℃。

36、作为本发明的一个实施方案，步骤s4-1中，注入的方式包括注塑机注入、点胶机注入中的任意一种。

37、作为本发明的一个实施方案，步骤s4-2中，所述真空加热除气在真空烘箱中进行；固化在烘箱中完成。

38、作为本发明的一个实施方案，步骤s5中，所述真空固化的升温速率不超过2℃/min、固化温度为80-100℃、保温时间为3-8h。

39、与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

40、1、本发明首次提出基于电子防护功能填料填充的卫星辐射防护结构板，实现了结构强度和抗辐射功能一体化，利用本发明所述的结构板能够在不额外占用舱内空间的条件下实现对空间高能电子的有效防护，降低舱内总剂量水平。

41、2、本发明采用聚合物材料作为电子防护功能填料基体，密度低，可克服依赖重金属进行补充防护时造成的防护重量大的问题，实现防护结构的轻量化设计；同时聚合物基体填充于蜂窝芯中，也可以增强了铝蜂窝结构的力学性能和真空下的导热性能。

42、3、本发明电子防护功能填料基体中的金属或金属氧化物粉末对电子本身有良好的屏蔽作用，聚合物材料对二次射线和二次粒子有良好的吸收作用，同时铝蜂窝结构本身也可吸收一部分二次射线，协同提高结构板对电子辐射的防护效果。

43、4、本发明将电子防护功能填料均匀填充于蜂窝结构板的蜂窝芯中，结构板可作为卫星主承力结构，既克服了基体材料结构强度不足无法单独使用的问题，又由于增加了导热通道，实现了较原有铝合金板更优的散热性能，利于空间应用。

44、5、本发明提供的用于电子辐射防护的卫星结构板，在相同防护重量下，防护后电子沉积剂量较相同铝合金板至多下降70％。